ИСТИНА

Приведены результаты теоретического и экспериментального исследования несимметричного cверхзвукового обтекания V-образного крыла с углом раскрытия, большим "Пи", на режимах с присоединенными ударными волнами на передних кромках, когда на подветренной консоли крыла за точкой излома поперечного контура реализуется срыв потока и образуется вихрь невязкого происхождения, в возвратном течении которого, согласно расчетам в рамках идеального газа, скорость на сфере (азимутальная составляющая), превышает скорость звука, что приводит к возникновению скачков уплотнения с интенсивностью, достаточной для отрыва турбулентного пограничного слоя. Экспериментально установлено, что в возвратном течении в области вихря может существовать отрыв пограничного слоя, а его структура подчиняется закономерностям, присущим возвратному потоку в области отрыва турбулентного пограничного слоя, возникающей в сверхзвуковом коническом течении под воздействием падающей на пограничный слой ударной волны.